Представлены основные проблемы внедрения самонаддува - конструктивно самой простой системы наддува несущего бака с кипящим кислородом I ступени ракеты-носителя. Рассмотрена область его применения, показано, что самостоятельно такая система не обеспечивает наиболее вероятные потребные давления газа в баках. Проведен анализ известных расчетно-экспериментальных исследований кипения кислорода в баках ракет. Отмечено отсутствие методики расчета самонаддува, в комплексе учитывающей влияющие факторы. Показано существенное влияние самонаддува на параметры СУРТ, что является одним из основных факторов, сдерживающих его внедрение. Разработан метод экспериментального определения поправок к показаниям СУРТ при ее работе в кипящем слое.

На основании анализа тепловых режимов функционирования газобаллонных систем наддува топливных баков ракет-носителей приведены возможные пути повышения их эффективности - уменьшения начальной и повышения конечной температуры гелия в баллонах.

Проведены исследования высокотемпературной генераторной системы наддува бака ракеты-носителя с РГ-1. Предложены оптимальные режимы.

Проведено системное расчетно-экспериментальное исследование системы предпускового наддува цилиндрического бака с жидким кислородом I ступени носителя на трех установках. Получены результаты по прогреву верхнего слоя кислорода, степени восстановления паров, скорости ввода газа в бак. Сформулированы предложения по совершенствованию системы.

Экспериментально исследована дальнобойность вихревых колец применительно к условиям топливных баков ракет-носителей. Показана эффективность такого ввода газа при использовании горячих рабочих тел. Сформулированы рекомендации.

На примере совершенствования систем наддува топливных баков, важнейших составляющих систем питания двигательных установок, проведен анализ путей повышения надёжности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов. Показано существенное влияние систем наддува на надёжность, стоимость и эксплуатационные характеристики не только ракет, но и стартовых комплексов, стендовой и производственной базы. Рассмотрены и сопоставлены системы наддува современных космических носителей и МБР, созданных в ГП "КБ "Южное им. М. К. Янгеля". Выявлены и обоснованы приоритеты - автономные (независимые от стартового комплекса) наукоёмкие конструктивно простые системы наддува. Показана последовательность решения сложнейших технических и научных проблем повышения надёжности, начиная с первых "янгелевских" ракет Р-11 и Р-12, приведшая к созданию шедевров мирового ракетостроения, таких как МБР 18М ("Сатана") и РН "Зенит". Показано заметное отставание уровня газобаллонных гелиевых систем наддува современных космических носителей от автономных систем наддува МБР разработки прошлого столетия. Намечены пути совершенствования систем наддува космических носителей.

С целью выбора и обоснования перспективных путей совершенствования характеристик высокотемпературных систем наддува топливных баков двигательных установок ракет-носителей проведены экспериментальные и расчетные исследования осуществления наддува подачей высокотемпературного газа во внутрибаковое пространство в виде последовательности турбулентных вихревых колец (ТВК), характеризующихся значительной дальнобойностью при невысокой начальной скорости движения. Установлены режимы движения ТВК, характеризующиеся минимальными потерями "горячего" газа по пути движения ТВК, незначительной интенсивностью гидродинамического и тепломассообменного взаимодействия газа наддува с поверхностью компонента топлива (КТ) и высокой интенсивностью перемешивания свободного газового объёма бака. Сформулированы методические рекомендации, позволяющие осуществлять рациональный выбор начальной скорости движения и геометрические характеристики ТВК. С использованием апробированных методик определены сравнительные характеристики системы наддува с подачей газа в виде ТВК и традиционно используемой высокоскоростной затопленной струи, продемонстрировавшие возможность существенного (до 15 - 25 %) снижения расхода газа на наддув при его подаче в виде ТВК и уменьшения прогрева верхнего слоя КТ.

Проведено математическое моделирование параметров новой комбинированной системы наддува бака с керосином двигательной установки ракеты-носителя, использующей в качестве окислителя жидкий кислород. Дизайн системы: первые 20 - 30 с работы двигательной установки потребное давление газа в баке поддерживает сверххолодная гелиевая жиклерная подсистема. Далее поэтапно (от сигнализаторов давления) включается высокотемпературная (~1800 К) твердотопливная газогенераторная. Определены поведение давления, среднемассовой температуры газа в баке горючего, температура его верхнего днища по времени полета при нерегулируемом расходе рабочего тела на наддув. Показана возможность исключения "теплой" гелиевой системы предпускового наддува. Выявлены влияющие факторы на параметры комбинированной системы, оценена весовая сводка, показана ее эффективность на примере I ступени носителя среднего класса (~ 26 кг полезной нагрузки). Предложены варианты резервирования, повышения основных характеристик системы.

Проведено математическое моделирование параметров газобаллонной системы наддува топливных баков двигательной установки ракеты-носителя. Дизайн системы: баллоны размещены в специальной емкости в хвостовом отсеке. Перед стартом из емкости полностью сливают криогенный теплоноситель. В донной защите и нижнем днище емкости (возможно совмещение) выполнены вставки из материала, пропускающего инфракрасное излучение к баллонам. Рассмотрены и более эффективные варианты размещения баллонов. Решена задача теплопередачи через стенку к газу. Определены полнота опорожнения баллонов, температуры конструкции и гелия в баллонах. Проведено сравнение параметров системы с классической схемой расположения баллонов на I ступени ракеты-носителя. Показана эффективность предложенного способа нагрева баллонов на примере I ступени носителя среднего класса (~ 45 кг полезной нагрузки).

Проведено математическое моделирование параметров новой гелиевой системы наддува с нагревом баллонов керосином. Ее идеей является максимальное захолаживание баллонов с гелием до запуска двигателя и максимально простой нагрев баллонов при его работе. Баллоны размещаются в специальной емкости, например, в хвостовом отсеке ракеты-носителя. До запуска двигательной установки емкость заправлена криогенным теплоносителем, например, переохлажденным жидким азотом. Непосредственно перед самым запуском двигателя криогенную жидкость сливают и начинают нагрев баллонов. Для этого вводят в емкость горючее - керосин. Результаты расчетов положительные. Показано позитивное влияние на конечную температуру гелия в баллонах (неиспользуемый остаток гелия) температуры керосина, применяемого в качестве теплоносителя и скорости его обтекания баллонов. Существует возможность снизить потребности в баллонах с гелием в системах наддува только за счет нагрева баллонов на 20 - 25 %.

Проведены экспериментальные исследования наддува бака с керосином и жидким азотом твердотопливными газогенераторами. Использовались топлива на основе нитрата аммония и азида натрия без оксида железа (расчетные температуры горения соответственно 1260 К и 750 К). Изучалась степень неравновесности химических процессов в продуктах сгорания топлив применительно к условиям баков ракет (изменение температуры в 5 - 9 раз за доли секунды). Исследования проводились на специальной установке. Топливный бак использовался из нержавеющей стали объемом 700 л, толщина стенки 10 мм. Последовательность операций традиционная - предпусковой наддув гелием, слив с основным наддувом, медленный слив остатка. Времена испытаний соответствовали работе I и II ступени носителя - 150 с, 1000 с. Измеряли перепад давления топлива на фильтре в расходной магистрали и температуру топлива в ней, температуру верхнего днища бака, газа возле него, температуры стенки бака. Результаты испытаний исключительно оптимистичные.

Разработана методика физического моделирования процессов, происходящих внутри топливных баков двигательных установок ракет-носителей. Учтены все основные влияющие факторы, включая аэродинамический нагрев топлива. Основные допущения - время наддува, газ наддува, его температура, компонент топлива, материал стенок бака на модели и натуре одинаковы. Методика учитывает возможности современной стендовой базы. Она позволяет существенно упростить, ускорить и удешевить внедрение новых перспективных решений по наддуву топливных баков.

Обсужден новый подход к физическому моделированию параметров горячих систем наддува топливных баков в начале работы двигательной установки. Именно в это время реализуются наиболее интенсивные тепловые и массообменные процессы в баках. Их итог при нерегулируемом расходе газа на наддув - провал давления газа в баке первые 10 - 15 с работы системы. Решены 2 основные задачи. Первая - нахождение режимов наземной экспериментальной отработки системы наддува, обеспечивающих имитацию продольной перегрузки в начальный момент работы систем. Вторая - разработка методологии проведения испытаний в комплексе с общепринятыми. Получена зависимость, позволяющая учитывать продольную перегрузку при наземной отработке систем наддува путем установления потребной более низкой начальной температуры газа в свободном объеме бака.

Исследована гелиевая газобаллонная сверххолодная система наддува бака углеводородным горючим ракеты-носителя. Разработана методика математического моделирования ее параметров с учетом сжимаемости гелия, увеличения площади проходного сечения дозирующих расход элементов, теплообменных процессов в баллонах, топливном баке. Определены основные влияющие факторы на параметры давления газа в баке - расход гелия, начальные температуры конструкции бака и топлива в нем, величины аэродинамического теплового потока в стенки бака.

Показано, что при расчете параметров гелия в агрегатах автоматики ракетной техники допустимо использовать модель реального газа Абеля. Выведено уточненное уравнение сжимаемости гелия в полости и получены простые формулы для расчета фактора сжимаемости, энтальпии, модуля сжимаемости, скорости звука, функций давления, эффекта Джоуля - Томсона. Уточнены формулы для расчета расхода гелия через дроссель. Проведено сравнительное исследование моделей идеального и реального газа на примерах динамического расчета двух пневмосистем. Учет фактора сжимаемости гелия уточнил темп снижения давления в баллонах и жесткость переходных процессов.

Спроектирована и изготовлена из жаропрочной стали камера ракетного двигателя со спиральными ребрами тягой 250 кг и давлением в камере сгорания ~1,4 МПа. Проведены пять огневых испытаний. Соотношение компонентов топлива находилось в пределах 5,4 - 9,4. Показана удовлетворительная сходимость расчетных и экспериментальных данных. Надежное охлаждение достигнуто без специальных вставок в области критического сечения, применения завес и заградительного охлаждения. Даны рекомендации по организации охлаждения камеры сгорания ракетного двигателя высококонцентрированной перекисью водорода.

Рассмотрено применение аддитивных технологий для производства камеры сгорания ракетного двигателя тягой 350 кг и давлением 1,4 МПа. Материал камеры - жаропрочная сталь на основе никеля Inconel 718 (отечественный аналог ХН60МВТЮ). Приведена конструкция камеры, ее членение на составляющие и технология сборки. Представлено сравнение структур стали, изготовленных прокатным и аддитивным способами после прохождения огневых испытаний. Определена пористость материала. Проведено сравнение классической технологии изготовления камеры и аддитивной. Показана перспективность аддитивных технологий для изготовления сложных теплонапряженных конструкций камер сгорания.

Проведен анализ используемых ранее и современных систем наддува баков окислителя и горючего ракет-носителей, двигательные установки которых используют жидкий кислород и керосин. Исследованы возможности использования жидкого аммиака в системах наддува топливных баков в качестве рабочего тела. Рассмотрены характеристики аммиака и тепловые аспекты его разложения на водород и азот. Предложены схемы, использующие тепло факела двигателя и тепло твердотопливного газогенератора. Показана высокая эффективность аммиачных СН на примере I ступени РН "Зенит".

XXI век уже охарактеризовался новым витком развития космических технологий. Все больше частных компаний выходят на рынок пусковых услуг, предлагая ракеты-носители (РН) разных классов. Наиболее активно в последнее время развивается ниша ракет-носителей легкого класса, которые для сохранения конкурентоспособности должны быть максимально простыми и безопасными как в эксплуатации, так и для окружающей среды. В силу этих обстоятельств, все более популярными становятся экологически чистые высококипящие компоненты топлива, такие как перекись водорода - керосин, что делает разработку схем таких двигателей актуальной. Цель работы - разработка и математическое моделирование схемы регулирования ракетного двигателя, работающего на экологически чистых высококипящих компонентах топлива. Данная схема должна обеспечить регулирование двигателя по давлению газов в камере сгорания в широком диапазоне при неизменном соотношении компонентов топлива. Математическое моделирование регулирования проводится путем решения системы алгебраических нелинейных уравнений, описывающих работу двигателя. Разработана закрытая схема ракетного двигателя, работающего на экологически чистых высококипящих компонентах топлива, основной особенностью которой является наличие частичного расхода окислителя на газогенератор. Выполнено математическое моделирование регулирования такого двигателя по режиму и соотношению компонентов топлива. Научная новизна состоит в том, что управление режимом двигателя осуществляется совместной работой двух дросселей, установленных по линии питания газогенератора и камеры окислителя. Такая схема позволяет регулировать двигатель в очень широком диапазоне давления газов в камере сгорания при сохранении неизменным заданного соотношения компонентов топлива, что значительно упрощает работу системы управления расходом топлива и позволяет снизить диапазон располагаемых приведенных потерь на дросселях. При этом, управление соотношением расходов компонентов топлива осуществляется дросселем, установленным по линии питания камеры горючим, который работает независимо от системы управления режимом двигателя. Практическая значимость определяется проведенным математическим моделированием схемы регулирования ракетного двигателя при совместной работе двух дросселей. Показано как совместное влияние двух дросселей на режим работы двигателя, так и отдельное влияние каждого из дросселей. Результат работы позволяет перейти к практической реализации схемы и экспериментальной отработки.

Для агрегатов пневмоавтоматики ракетной техники определена область изменения параметров рабочего тела и сформулированы требования к уравнению состояния реального газа, пригодному для динамических расчетов этих агрегатов. Выбрана ортометрическая форма искомого уравнения и получены значения его настроечных коэффициентов. Приведены формулы для расчета термодинамических и калорических функций, определена погрешность модели. Получено уточненное уравнение сжимаемости реального газа в полости. Указаны направления дальнейшего развития модели и её практических приложений.